[논문]메탄을 연료로 하는 이원추진제 로켓엔진의 이론성능특성 분석

김종현; 정훈; 김정수

doi:10.6108/kspe.2014.18.3.001

메탄을 연료로 하는 이원추진제 로켓엔진의 이론성능특성 분석
Analysis of the Theoretical Performance Characteristics for Methane-fuel Bipropellant Rocket Engine 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.18 no.3, 2014년, pp.1 - 7

김종현 (Department of Mechanical Engineering, Graduate School, Pukyong National University) , 정훈 (Department of Mechanical Engineering, Graduate School, Pukyong National University) , 김정수 (Department of Mechanical Engineering, Pukyong National University)

초록
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친환경 추진제인 액체메탄을 연료로 사용하는 이원추진제 로켓엔진의 이론성능분석을 통해 엔진의 설계변수를 도출하였다. 엔진의 연소성능 예측을 위해 CEA를 활용한 화학평형해석을 수행하였으며, 추진제 혼합비 및 연소실 내부압력에 따른 연소성능 특성을 고찰하였다. 엔진의 특성길이 도출을 위해 1차원 액적기화모델을 적용하여 성능변수 변화에 따른 추진제의 기화시간을 계산하였으며, 지상연소 이론성능분석을 통해 메탄 이원추진제 로켓엔진의 설계제원을 제시하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

A set of preliminary design parameters for the bipropellant rocket engine using liquid methane-fuel as green propellant were derived through a theoretical performance analysis. Chemical equilibrium analysis utilizing CEA was conducted for the prediction of combustion performance: combustion characteristics according to the O/F ratio and chamber pressure variation were investigated. For a determination of chamber-characteristic length, the vaporization time of fuel-droplet with various performance parameters was calculated by applying Spalding's 1-D droplet vaporization model. Finally, the preliminary design specification of methane-bipropellant rocket engine, which is to be performance-tested under the ground firing condition, was proposed.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

이에 따라, 본 논문에서는 메탄/산소 이원추진제 로켓엔진에 대한 이론성능해석을 통하여 엔진의 예비형상설계를 위한 설계제원을 도출하고자 한다.

가설 설정

본 연구에서는 Spalding[11]에 의해 제안된 1차원 액적의 기화 해석을 통해 특성길이를 도출하였으며, 인젝터로부터 분사되는 액적의 반지름(r0) 및 분사속도(u0)는 150 μm와 65 m/s로 가정하였으며, 이 값은 선행연구 결과[12]와 본 연구팀에서 구축한 추력대별 인젝터 설계 DB에 기반하여 가정되었다.

제안 방법

CEA를 활용한 로켓엔진의 이론성능해석을 통하여 메탄/산소 이원추진제 로켓엔진의 설계제원을 도출하였다. 추진제 혼합비 변이에 따른 메탄/산소 로켓엔진의 연소특성을 확인하였으며, 추진제 액적의 기화해석을 통하여 액적기화시간 및 엔진의 특성길이를 산출하였다.
/A*)는 추진시스템의 운용고도 및 임무특성 등을 고려하여 선정되어야 하지만, 엔진 개발의 시작단계에서는 지상 연소시험을 통한 추력실의 연소성능 검증이 필수적으로 요구된다. 따라서, 지상연소시험을 고려한 메탄/산소 이원추진제 로켓엔진의 노즐 팽창비를 결정하기위해 추력실 내부압력에 따른 노즐의 1차원 등엔트로피 성능해석을 수행하였으며 그 결과를 Fig. 8에 보인다. 추력실 내부압력이 상승 할수록 최적 팽창비가 증가하는 경향을 보이며, 높은 팽창비에 따라서 최대추력 또한 상승하는 것이 확인된다.
메탄/산소 로켓엔진의 이론 성능특성을 확인하기 위해 성능해석을 수행하였으며, 추력실 내부압력이 1.72 MPa (250 psia)일 때의 진공 비추력 및 온도를 Fig. 3에 나타낸다. 전술된 바와같이 화학평형 상태에서의 비추력은 이론 당량비 이하인 2.
이원추진제 로켓엔진의 형상에 직접적으로 관계하는 특성길이(characteristic length, L*)를 도출하기 위해 인젝터로부터 분사되는 추진제 액적의 기화시간을 고려하였다. 추력실의 부피와 노즐의 목면적에 의해 정의되는 특성길이는 추진제의 분사, 혼합, 기화 그리고 추진제의 화학 반응(chemical reaction rate)에 관계하는 유동체류시간(flow residence time)에 직접적으로 영향을 받는다.
CEA를 활용한 로켓엔진의 이론성능해석을 통하여 메탄/산소 이원추진제 로켓엔진의 설계제원을 도출하였다. 추진제 혼합비 변이에 따른 메탄/산소 로켓엔진의 연소특성을 확인하였으며, 추진제 액적의 기화해석을 통하여 액적기화시간 및 엔진의 특성길이를 산출하였다. 메탄/산소 화염의 최대온도는 이론 당량비에서 형성되는 것이 확인되었지만, 연소생성물의 해리에 근거한 정미 발열량의 감소에 따라 엔진의 최대 비추력은 이론 당량비 보다 낮은 추진제 혼합비에서 발생되는 것이 관찰되었다.
본 연구에서는 Spalding[11]에 의해 제안된 1차원 액적의 기화 해석을 통해 특성길이를 도출하였으며, 인젝터로부터 분사되는 액적의 반지름(r₀) 및 분사속도(u₀)는 150 μm와 65 m/s로 가정하였으며, 이 값은 선행연구 결과[12]와 본 연구팀에서 구축한 추력대별 인젝터 설계 DB에 기반하여 가정되었다. 추진제의 증발시간은 액체메탄과 액체산소 모두 고려되어야 하지만 두 추진제의 열적특성(thermal property)이 유사하기 때문에 주 관심사인 액체메탄만을 고려하여 계산하였다. 엔진의 특성길이는 Eq.

이론/모형

메탄/산소 로켓엔진의 이론 성능해석을 위해 NASA의 CEA(Chemical Equilibrium and Applications) code[9]를 사용하였으며, 추력실 내부의 연소과정은 화학평형 상태로 가정하여 엔진의 성능변수를 도출하였다.

성능/효과

비추력 성능 측면에서 LH₂/LOx 조합을 제외하면 LCH₄/LOx의 성능이 가장 우수한 것이 확인되며, 무독성 추진제인 메탄의 특성상 취급의 용이성을 바탕으로 보호장구류 및 시설확보/유지보수에 필요한 비용을 절감할 수 있어 경제성이 매우 우수하다는 것 또한 확인된다. 또한, 메탄은 청정연소 및 ISRU가 가능하고 코킹 한계점이 높아(Fig. 1 참조) 재사용 엔진의 추진제로서도 적합할 뿐더러 케로신에 비해 성능특성이 우수하고, 3배 이상 경제적이므로[5] 근래의 세계적 관심사인 저비용/고성능 추진제로서 적절한 것으로 판단된다.
엔진의 특성길이는 추력실 내부압력이 상승함에 따라 증가하는 경향을 나타내었으며, 추진제 혼합비가 이론 당량 비에 접근할수록 그 길이가 짧아지는 것으로 확인되었다. 또한, 특성길이는 초기 분무액적의 크기에 직접적인 영향을 받는 것으로 확인되었으며, 인젝터의 미립화 특성에 대한 중요성이 재차 강조되었다. 본 연구결과로부터 도출된 로켓엔진의 특성길이는 액적의 1차원 증발현상만이 고려되었으며, 추가적으로 추진제의 화학반응 시간이 고려될 경우 높은 신뢰도를 갖는 엔진의 특성길이 도출이 가능할 것으로 판단된다.
추진제 혼합비 변이에 따른 메탄/산소 로켓엔진의 연소특성을 확인하였으며, 추진제 액적의 기화해석을 통하여 액적기화시간 및 엔진의 특성길이를 산출하였다. 메탄/산소 화염의 최대온도는 이론 당량비에서 형성되는 것이 확인되었지만, 연소생성물의 해리에 근거한 정미 발열량의 감소에 따라 엔진의 최대 비추력은 이론 당량비 보다 낮은 추진제 혼합비에서 발생되는 것이 관찰되었다. 엔진의 특성길이는 추력실 내부압력이 상승함에 따라 증가하는 경향을 나타내었으며, 추진제 혼합비가 이론 당량 비에 접근할수록 그 길이가 짧아지는 것으로 확인되었다.
또한, 특성길이는 초기 분무액적의 크기에 직접적인 영향을 받는 것으로 확인되었으며, 인젝터의 미립화 특성에 대한 중요성이 재차 강조되었다. 본 연구결과로부터 도출된 로켓엔진의 특성길이는 액적의 1차원 증발현상만이 고려되었으며, 추가적으로 추진제의 화학반응 시간이 고려될 경우 높은 신뢰도를 갖는 엔진의 특성길이 도출이 가능할 것으로 판단된다.
Table 1에 이원추진제 조합의 성능특성 비교 결과를 요약한다. 비추력 성능 측면에서 LH₂/LOx 조합을 제외하면 LCH₄/LOx의 성능이 가장 우수한 것이 확인되며, 무독성 추진제인 메탄의 특성상 취급의 용이성을 바탕으로 보호장구류 및 시설확보/유지보수에 필요한 비용을 절감할 수 있어 경제성이 매우 우수하다는 것 또한 확인된다. 또한, 메탄은 청정연소 및 ISRU가 가능하고 코킹 한계점이 높아(Fig.
6에 나타낸다. 액적의 기화시간은 저압조건보다 고압조건일 때 증가되는 것을 확인할 수 있으며, 특성길이 역시 액적의 기화시간에 종속하므로 추력실의 내부압력이 상승할수록 특성길이가 증가하는 경향을 나타낸다. 또한, 추진제 혼합비가 증가함에 따라서도 특성길이가 감소하는 것이 식별된다.
엔진의 목표 진공추력 및 비추력은 500 N과 285 s (이론 비추력대비 95%)로 설정하였으며, 추력실에서의 압력 강하량을 0.03 MPa (5 psia)로 설정했을 때 추력실과 노즐간의 축소비 (contraction area ratio, ε)는 4.5로 확인된다.
메탄/산소 화염의 최대온도는 이론 당량비에서 형성되는 것이 확인되었지만, 연소생성물의 해리에 근거한 정미 발열량의 감소에 따라 엔진의 최대 비추력은 이론 당량비 보다 낮은 추진제 혼합비에서 발생되는 것이 관찰되었다. 엔진의 특성길이는 추력실 내부압력이 상승함에 따라 증가하는 경향을 나타내었으며, 추진제 혼합비가 이론 당량 비에 접근할수록 그 길이가 짧아지는 것으로 확인되었다. 또한, 특성길이는 초기 분무액적의 크기에 직접적인 영향을 받는 것으로 확인되었으며, 인젝터의 미립화 특성에 대한 중요성이 재차 강조되었다.
3에 나타낸다. 전술된 바와같이 화학평형 상태에서의 비추력은 이론 당량비 이하인 2.7의 추진제 혼합비에서 가장 높은 값을 나타내는 것이 확인된다. 따라서, 연소생성물의 해리에 따른 연소성능의 영향을 확인하기 위해 Fig.
8에 보인다. 추력실 내부압력이 상승 할수록 최적 팽창비가 증가하는 경향을 보이며, 높은 팽창비에 따라서 최대추력 또한 상승하는 것이 확인된다. 전술된 해석결과들을 바탕으로 추력실 내부압력이 1.

후속연구

이 밖에도, 액체메탄은 냉각제(coolant)로서의 성능이 우수하여 재생냉각 방식으로의 적용이 유리할 뿐만 아니라, 기존의 추진제와 비교하여 안정적인 연소가 가능한 것으로 알려져 있다[4,8]. 하지만 그 개발역사가 길지 않은 관계로 우주환경에서의 안정적인 점화성능, 장기간 임무 시 추진제의 저장성 등에 대한 지속적인 검증이 필요하다.
2에서 액적의 크기가 자승항으로 표현되어 특성길이에 직접적인 영향을 미치기 때문으로 판단되며, 추력실로 분사되는 액적의 크기를 결정하는 인젝터의 미립화 성능에 대한 중요성을 암시하고 있다. 하지만, 위 계산으로부터 도출된 특성길이는 추진제의 화학반응시간이 고려되지 않은 결과이며, 추진제와 산화제의 화학반응시간까지 고려될 경우 본 계산에서 도출된 특성길이에 더하여 추가적인 길이증가의 필요성이 요구된다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	액체추진제 로켓의 비행은 언제 최초로 성공했는가?	액체추진제 로켓의 비행이 최초로 성공한 1926년 이래로, 로켓추진기관 기술은 괄목할만한 발전을 이루어 왔고 현재까지 약 1,300여종의 액체엔진이 세계 각국에서 설계 제작 시험된 것으로 알려져 있다. 현재 운용되고 있는 우주발사체의 주 엔진(main engine)에는 Kerosene/LOx 혹은 LH2/LOx 추진제 조합이 주를 이루고 있으며, MMH(혹은 UDMH)/NTO 및 하이드라진 (N2H4) 등은 자세제어용 엔진의 대표적인 추진 제로 사용 중이다[1,2].
	우주발사체의 주 엔진에 사용되는 조합 현황은 어떤가?	액체추진제 로켓의 비행이 최초로 성공한 1926년 이래로, 로켓추진기관 기술은 괄목할만한 발전을 이루어 왔고 현재까지 약 1,300여종의 액체엔진이 세계 각국에서 설계 제작 시험된 것으로 알려져 있다. 현재 운용되고 있는 우주발사체의 주 엔진(main engine)에는 Kerosene/LOx 혹은 LH2/LOx 추진제 조합이 주를 이루고 있으며, MMH(혹은 UDMH)/NTO 및 하이드라진 (N2H4) 등은 자세제어용 엔진의 대표적인 추진 제로 사용 중이다[1,2].
	이원추진제 조합의 성능특성 비교 결과는 어떠한가?	Table 1에 이원추진제 조합의 성능특성 비교 결과를 요약한다. 비추력 성능 측면에서 LH2/LOx 조합을 제외하면 LCH4/LOx의 성능이 가장 우수한 것이 확인되며, 무독성 추진제인 메탄의 특성상 취급의 용이성을 바탕으로 보호장구류 및 시설확보/유지보수에 필요한 비용을 절감할 수 있어 경제성이 매우 우수하다는 것 또한 확인된다. 또한, 메탄은 청정연소 및 ISRU가 가능하고 코킹 한계점이 높아(Fig. 1 참조) 재사용 엔진의 추진제로서도 적합할 뿐더러 케로신에 비해 성능특성이 우수하고, 3배 이상 경제적이므로[5] 근래의 세계적 관심사인 저비용/고성능 추진제로서 적절한 것으로 판단된다.

참고문헌 (12)

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상세보기
Junaedi, C., Hawley, K., Walsh, D., Roychoudhury, S., Abney, M.B., and Perry, J.L., "Compact and Liqhtweight Sabatier Reactor for Carbon Dioxide Reduction," 41st International Conference on Environmental Systems, Portland, Oregon, USA, AIAA 2011-5033, Jul. 2011.
Excoffon, T. and Borromee, J., "Future European Reusable Propulsion Systems," Proceedings of the International Symposium on Space Technology and Science, Vol. 23, No. 2, pp. 2558-2563, 2002.
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